детали, отводящие тепло, -- радиаторы и ребристые цилиндры -- были заключены в специальные каналы, скорость потока в которых была значительно ниже скорости основного воздушного потока. Это были кольцевые капоты, прикрывающие звездообразные двигатели, в которых применялось регулирование скорости протекающего потока, или воздушные туннели, в которых помещались ребристые цилиндры двигателей воздушного охлаждения с рядным расположением цилиндров, или радиаторы. Вначале эти туннели представляли собой наружные надстройки, а затем их стали все больше и больше убирать внутрь фюзеляжа или крыльев. Если взять, например, самолет "Як-3" (1943 г.), то о наличии у него внутренних туннелей можно было судить лишь по небольшим воздухозаборникам. С появлением турбореактивных двигателей необходимость в системах охлаждения почти исчезла, так как воздух, служащий для понижения температуры в камере сгорания, проходит через основной канал двигателя, а его масса используется для повышения реактивного эффекта двигателя. Еще одним крупным источником сопротивления самолетов являлась открытая кабина экипажа, защищенная только спереди козырьком более или менее грубой формы. Обтекание козырька и выреза в фюзеляже приводило к сильной турбулизации потока и увлечению некоторой массы воздуха вслед за самолетом. Это увлечение и является источником сопротивления. Для его ликвидации стали применять закрытые кабины, вначале довольно грубые по форме, а затем все более обтекаемые. После того как убрано шасси, снижено сопротивление системы охлаждения, сделана обтекаемая кабина, начинает доминировать сопротивление трения, обусловленное большими поверхностями крыльев и их недостаточной гладкостью. Поэтому следующим мероприятием было уменьшение площади крыльев путем перехода от бипланов к монопланам, или вернее, увеличение удельной нагрузки на крыло G/S. Однако размах крыльев при этом не должен быть уменьшен во избежание уменьшения подъемной силы. Практически это привело к сохранению размаха крыльев при уменьшении их площади S, что дало увеличение их удлинения l=12/S. Переход к свободно несущим монопланам освободил самолеты от сопротивления стоек и расчалок. Проблема гладкости обшивки встала особенно остро для крыльев с металлической обшивкой. Вначале отказались от гофрированной обшивки и перешли на гладкую и более толстую обшивку. Затем перешли на заклепки с потайными головками, что можно было сделать лишь при еще более значительных толщинах обшивки и, наконец, стали применять такую технологию производства и обработки поверхности крыльев, которая обеспечивала удовлетворительную их гладкость. Оптимальная -- "зеркальная" гладкость требовала значительного усложнения технологии и не нашла широкого применения. Переход на повышенную удельную нагрузку на крыло для истребителей -- с 40-60 кГ/м2 до 100-150 кГ/м2 -- потребовал разработки и применения средств механизации крыльев с целью увеличения их Cymax. Это было достигнуто применением закрылков, щитков, предкрылков и различных в разных сечениях профилей крыльев. Естественно, что наибольший успех имели те мероприятия, которые давали полезный эффект в разных отношениях или, во всяком случае, не имели серьезных отрицательных свойств. На рис. 5 приведен график изменения значений F0 для истребителей по годам. В период первой мировой войны вначале наблюдалось некоторое уменьшение вредной площади с 1 м2 до 0,7-0,8 м2, достигнутое благодаря некоторым аэродинамическим улучшениям; однако к концу войны вместе с резким увеличением мощностей двигателей увеличилось и значение F0. В период 1920-- 1930 гг. наблюдалось небольшое уменьшение F0, а после 1934 г. его значение снизилось более чем в два раза, и для монопланов периода второй мировой войны было характерно значение F0, равное 0,35-0,3. Как мы показали, уменьшение F0 слабо увеличивает максимальную подъемную силу; так, если F0 будет уменьшено в три раза, то подъемная сила увеличится только на 20%. Pishnoff-150.gif Рис. 5. График изменения приведенной вредной площади F0 маневренных истребителей по годам Для увеличения максимальной перегрузки при маневре важнейшее значение имело применение высотных двигателей. Принцип работы высотных двигателей состоит в следующем. Вес двигателя определяется его максимальной мощностью и схемой конструкции. Основную долю веса составляют система сжатия и расширения газов и система передачи энергии на винт. У обычного невысотного двигателя расчетным по прочности и весу параметром является работа на малой высоте, т. е. при максимальной плотности воздуха. По мере подъема на высоту двигатель все более и более разгружается и, таким образом, оказывается излишне прочным и излишне тяжелым для этих высот. Проще всего сделать двигатель высотным, т. е. приспособленным для работы на желаемой высоте, если рассчитать его размеры и прочность по условиям работы на расчетной высоте, а на меньших высотах не допускать работы на полной мощности путем ограничения подачи топлива. Такой двигатель называется переразмеренным, и при определенном весе на расчетной высоте он окажется более мощным, чем невысотный двигатель. Поскольку увеличение размеров двигателей для самолетов является нежелательным, то для увеличения мощности стали применять повышение числа оборотов двигателя и предварительное сжатие воздуха или рабочей смеси перед подачей в цилиндр. Реализация этих мероприятий происходила постепенно по мере улучшения конструкционных материалов, создания легких компрессоров для предварительного сжатия и разработки топлив, которые давали сгорание при повышенном давлении без явления детонации. Наиболее эффективным средством предварительного сжатия смеси оказался центробежный нагнетатель. Он и нашел самое широкое применение в период 1935-- 1945 гг. Его основное преимущество заключается в небольшом весе, а основной недостаток -- в излишнем нагревании смеси, в связи с чем понижается ее плотность. При работе на малой высоте, когда эффект сжатия не используется, мощность двигателя оказывается пониженной как вследствие затраты части мощности на вращение нагнетателя, так и в результате ненужного нагревания смеси. При большой высотности двигателя падение его мощности на малых высотах приводило к существенному ухудшению летных характеристик самолета на этих высотах, и особенно его маневренности. Для устранения этого недостатка были сконструированы устройства для изменения передаточного числа привода центробежного нагнетателя. Другим недостатком двигателя с нагнетателем было ухудшение экономичности, т. е. повышение удельного расхода двигателя. Причина этого заключается в том, что если сжатие рабочего тела происходит дважды -- в нагнетателе и в цилиндре, то расширение его происходит только в цилиндре, т. е. происходит как бы недорасширение рабочего тела, и выхлопные газы выбрасываются в атмосферу еще с большим запасом энергии. Этот недостаток можно устранить, если подавать выхлопные газы на турбину, а с турбины передавать мощность через специальный редуктор на вал двигателя. Такая система применялась на поршневых двигателях во второй половине сороковых годов, однако с появлением турбовинтовых двигателей эта система отпала. Значительно большее применение нашла несколько иная система: мощность, которую получала турбина от выхлопных газов, подавалась на привод нагнетателя, и двигатель освобождался таким образом от дополнительных затрат мощности на вращение нагнетателя. Достоинство подобных турбокомпрессорных агрегатов заключалось в основном в обеспечении ими большой высотности двигателя и применялись они поэтому на специальных высотных самолетах -- рекордных или военных разведчиках и истребителях. Для сравнения маневренных характеристик самолетов с невысотными и высотными двигателями необходимо принять некоторую систему сравнения. Очевидно, что на малой высоте самолет с невысотным двигателем будет более маневренным. На больших высотах, наоборот, более маневренным будет самолет с высотным двигателем. Однако высотности бывают разные и поэтому трудно выбрать высоту для сравнения. Можно производить сравнение по максимальным перегрузкам, независимо от высоты. Можно провести и такое условное сравнение: зная мощность высотного двигателя Np на расчетной высоте, находим затем его мощность на малой высоте Nэ, как если бы он был невысотным, или, иначе говоря, продолжаем его характеристику мощности по высотам до высот, меньших расчетной, вплоть до уровня земли. По этой мощности находим перегрузку nуэ и для самолетов с высотными двигателями. Следует еще указать, что высотность двигателей зависит также и от скорости полета, если заборник воздуха поставлен против потока и в нем используется сжатие от скоростного напора. Перейдем к обзору маневренных самолетов периода 1932-- 1938 гг. Основные характеристики рассмотренных самолетов даны в табл. 3. Поскольку они имели высотные двигатели с винтами изменяемого шага, значения Y и nу даны для мощностей Nр и Nэ. Характеристики виражей приведены для малых высот, но при условии, что перегрузка соответствует мощности на расчетной высоте. На самом деле мощность у земли несколько меньше, чем на расчетной высоте, но зато плотность воздуха выше, и поэтому в области высот от земли до расчетной подъемная сила, а следовательно, и перегрузка примерно постоянны. Самыми замечательными по маневренным характеристикам для второй половины тридцатых годов являются самолеты конструкции Н. Н. Поликарпова -- "И-15", "И-16" и его модификации и самолет "И-153". Последний самолет можно рассматривать как самое высокое достижение в области конструирования маневренных самолетов с поршневыми двигателями. Самолет "И-153" имел максимальную перегрузку на малой высоте около 4, а по эквивалентной мощности -- более 5. Это позволяло самолету выполнять пилотаж с высокими перегрузками в течение длительного времени без потери энергии. Самолет "И-153" является дальнейшим развитием самолетов "И-5" и "И-15". Сначала был сделан переход от самолетов "И-5" к самолетам "И-15"; оба они представляют собой бипланы примерно с одинаковыми размахами и площадями крыльев. Мощность двигателя у самолета "И-15" в полтора раза выше, а эквивалентная даже в два раза выше, чем у "И-5"; однако вес пустого самолета "И-15" увеличен примерно на 30%, а полетный вес на 20% по сравнению с весом самолета "И-5". Максимальная подъемная сила увеличилась на 30% и коэффициент перегрузки на малой высоте -- примерно на 8%, достигнув величины около 3,5. На высотах более 2,5 км преимущество в маневренной перегрузке составляет около 30%. На самолете "И-15" были сделаны также некоторые аэродинамические улучшения шасси, капота двигателя и др. Самолет "И-153", выпущенный примерно через 4 года после самолета "И-15", имел еще более мощный высотный двигатель, на нем были установлены убирающееся шасси и закрытая кабина. Это дало увеличение аэродинамического качества с 9,7 до 11. На маневренных характеристиках, естественно, сказалось в основном увеличение мощности двигателя примерно на 30% при увеличении полетного веса примерно на 17%. В результате маневренная перегрузка увеличилась примерно на 15%, а на больших высотах -- на 30% благодаря более значительной высотности двигателя. Самолет "И-153" был последним истребителем-бипланом с поршневым двигателем и имел наиболее высокие характеристики по сравнению со своими предшественниками и с находившимися в эксплуатации одновременно с ним маневренными бипланами. Высокие характеристики самолета "И-153" получены в результате большого опыта конструкторской деятельности Н. Н. Поликарпова, целеустремленно направленной на создание маневренного истребителя. Н. Н. Поликарповым был построен целый ряд самолетов-бипланов, которые имели высокие характеристики для своего времени. Однако он понимал, что бипланам присущи органические недостатки и что переход на монопланы неизбежен. В 1934 г. Н. Н. Поликарпов выпускает свой знаменитый самолет "И-16", в котором он стремился совместить скоростные и маневренные свойства. Хотя к 1934 г. истребители-монопланы стали строить и другие конструкторы, отечественные и иностранные, тем не менее, самолет "И-16" был весьма оригинален по своим формам; он казался чрезмерно коротким и тупоносым. Хвостовое оперение располагалось почти вслед за крылом, и это вызывало сомнение по поводу устойчивости самолета. Были опасения и относительно надежности его выхода из штопора. Самолет испытывал замечательный мастер высшего пилотажа -- Валерий Павлович Чкалов; при испытаниях самолет показал замечательные для того времени скоростные и маневренные качества. Именно во время этих испытаний было показано, что скорость является важнейшим фактором маневренности, так как самолет, получив разгон, приобретает дополнительную кинетическую энергию и при малом лобовом сопротивлении эта энергия сохраняется длительное время. Из материалов, приведенных в табл. 3, видно, что по характеристике веса пустого KG0 самолет "И-16" мало уступал лучшим истребителям-бипланам, а его характеристика сопротивления была почти вдвое меньше, чем у них (F0=0,4). Коэффициент перегрузки у самолета "И-16" был более 3, а с более мощным двигателем -- более 3,5 на малой высоте. Сомнения в отношении устойчивости самолета "И-16" быстро рассеялись. Правда, первые серии самолета, на котором был установлен относительно легкий двигатель, имели заднюю центровку и недостаточную устойчивость по перегрузке. Некоторым летчикам это даже нравилось, так как градиент усилия по перегрузке был мал и самолет был очень "резвым". Однако то, что было хорошо при маневрировании в хорошую погоду, оказалось плохим при полете в сложных метеорологических условиях при отсутствии видимости. В этих условиях летчик не мог контролировать поведение самолета по угловой скорости тангажа. После установки более тяжелых двигателей центр тяжести самолета сдвинулся вперед, и самолет стал прост в пилотировании, несмотря на свой короткий хвост. Удаление хвостового оперения от центра тяжести самолета сказывается на демпфирующем эффекте продольного движения; однако это не единственный фактор; демпфирование в большой мере определяется действием крыла. При характеристиках плотности rсам=G/gSl, присущих самолету "И-16", демпфирование продольных движений достаточно велико. Самолет "И-16", будучи близким к бипланам по перегрузке, имел значительно меньшую площадь крыльев и, следовательно, более высокую удельную нагрузку. Это не отразилось существенно на его взлетно-посадочных характеристиках, особенно на последующих модификациях самолета, снабженных посадочными щитками, однако радиусы кривизны траектории при маневре с максимальной перегрузкой увеличились, что видно из табл. 3. Самолет "И-16" явился как бы промежуточным звеном для перехода к скоростным истребителям-монопланам периода второй мировой войны. На нем стал возможен высший пилотаж в виде комбинации и вращений и движений в вертикальной плоскости, что является характерным для современной программы высшего пилотажа. Опасения в отношении трудности выхода самолета из штопора не оправдались. Послушав споры ученых, в которых принимал участие и автор, В. П. Чкалов решил испытать самолет, и оказалось, что даже при задней центровке самолет легко выходил из штопора, чего не наблюдалось у самолетов-бипланов "И-15" и "И-153". В. П. Чкаловым была даже предложена новая фигура -- восходящий штопор. Самолет разгонялся путем снижения, выводился на вертикальную восходящую траекторию, и затем, когда скорость в достаточной мере уменьшалась, рули ставились в штопорное положение и самолет делал штопор вверх, пока не иссякал запас скорости. Условия начала штопора определялись допустимой перегрузкой по прочности самолета. Преимущество самолета "И-16" в отношении маневренности определялось также более высоким уровнем кинетической энергии при полете на максимальной скорости. Так, если для самолетов "И-5" и "И-15" значения hк были соответственно 310 и 400 м, то для самолета "И-16" и его модификации 1938 г. эти значения были соответственно равны 630 и 700 м. Как мы уже указывали, с началом второй мировой войны от разделения самолетов-истребителей на скоростные и маневренные отказались, поскольку доминирующим фактором при выполнении вертикальных маневров стал запас кинетической энергии. Отсутствие подразделения истребителей на скоростные и маневренные нужно понимать в смысле особенностей их аэродинамики. Однако сама по себе большая скорость, определяющая запас кинетической энергии, еще не характеризует маневренные свойства в маневренном бою, так как даже очень большой запас кинетической энергии, или вернее полной энергии (включая и начальную высоту полета), может быть израсходован при маневрировании с большими перегрузками. По своей аэродинамике и по мощности двигателей истребители СССР, Германии, Англии и США были довольно близки друг к другу; это обстоятельство было обусловлено взаимным ознакомлением с конструктивными идеями, которое имело место и до войны и еще более усилилось во время войны благодаря захвату сбитых самолетов. Маневренность каждого истребителя можно было повысить, уменьшив его полетный вес. Так, например, известный немецкий истребитель Мессершмидт Me-109" имел две модификации: одну с более мощным вооружением и, следовательно, более тяжелую -- "G" и вторую -- легкую, маневренную -- "F". Разница в весах этих модификаций самолетов и соответственно в значениях nу составляла 15-20%. Облегчение самолетов достигалось в основном путем уменьшения запаса топлива, боеприпасов, числа стволов оружия и т. п. Эти мероприятия в значительной мере ухудшали боевые качества самолетов. Чем меньше был вес пустого самолета или, вернее, чем меньше была величина Y/G0, тем больше была возможность облегчить самолет. Не впадая в преувеличение достижений отечественной научной и конструкторской мысли, можно утверждать, что в отношении веса конструкции советские истребители были среди лучших. В данной работе мы не будем анализировать характеристики истребителей второй мировой войны. В табл. 3 приведены характеристики самолета "Як-1М", специально облегченного для повышения маневренных характеристик. Если рассматривать значения KG0 и nу этого самолета, отнесенные к действительной мощности у земли, то вес конструкции у него оказывается выше, а nу меньше, чем у лучших истребителей-бипланов. Однако, если отнести эти характеристики к эквивалентной мощности, то конструкция должна быть оценена как очень легкая, а значение nу как достаточно высокое. Для иллюстрации развития маневренных самолетов в период 1913-- 1938 гг. мы построили на рис. 6 и 7 графики, дающие изменение основных показателей маневренных самолетов по годам. На рис. 6. дано изменение максимального значения коэффициента перегрузки nу. Как видно, в период первой мировой войны значение nу возросло примерно на 30%, что соответствует увеличению горизонтальной составляющей перегрузки на 40%. В период 1920-- 1930 гг. значение nу повышалось сравнительно медленно, а затем темп роста увеличился, и к 1938 г. nу достигло величины 4, т. е. вдвое большей, чем перед началом первой мировой войны. На рис. 6 пунктиром показано изменение величины эквивалентной перегрузки для самолетов с высотными двигателями. Напомним, что эта величина характеризует перегрузку при маневре на больших высотах. Как видно, применение высотных двигателей дало очень резкое повышение nу по годам. Для получения величины nу на высотах, превышающих границу высотности двигателей, нужно воспользоваться графиком, приведенным на рис. 3. Например, для самолета "И-5" с двигателем малой высотности перегрузка у земли равна 3,25. Подъемная сила на высоте 4 км при винте фиксированного шага составит 0,59 от ее значения у земли (см. рис. 3), а коэффициент перегрузки будет равен 0,59∙3,25=1,92. Pishnoff-151.gif Рис. 6. График изменения максимального значения коэффициента перегрузки маневренных истребителей по годам У самолета "И-153" эквивалентная перегрузка равна 5,25 (см. рис. 6); коэффициент падения перегрузки на высоте 4 км при винте изменяемого шага будет равен 0,63 (см. рис. 3) и коэффициент перегрузки будет равен nу=0,63 ∙ 5,25 = 3,3, т. е. на 70% больше, чем у самолета "И-5". На малой высоте преимущество в величине перегрузки у самолета "И-153" по сравнению с ее величиной у самолета "И-5" будет лишь около 20%. На рис. 7 дано изменение коэффициента веса пустого самолета по годам. Мы уже указывали, какое важное значение для получения высокой маневренности имеет величина KG0. Чем меньше величина KG0, тем большая перегрузка может быть получена при определенном значении относительной величины полезной нагрузки. Если же значение KG0 велико, то самолет может оказаться маневренным только при относительно малой нагрузке. Как видно из графика, приведенного на рис. 7, резкое уменьшение значения KG0 имело место в период первой мировой войны, а затем возможность его уменьшения была почти исчерпана. Пунктирной линией дано изменение величины KG0, отнесенной к эквивалентной мощности высотных двигателей; как видно из графика, с ростом высотности произошло новое значительное уменьшение KG0. Pishnoff-152.gif Рис. 7. График изменения коэффициента веса маневренных истребителей без нагрузки по годам Если бы в современных условиях сконструировать маневренный самолет с турбовинтовым двигателем, то величина KG0 оказалась бы у него значительной меньшей, чем у самолета с поршневым двигателем, и, соответственно, можно было бы получить высокую маневренную перегрузку. Однако еще более выгодно использовать турбореактивный двигатель. Определение максимальной перегрузки для самолета с турбореактивным двигателем довольно просто. Для этого нужно взять силу тяги ТРД Р при скорости, соответствующей маневру, т. е. около 85% статической тяги Р0; эту тягу нужно умножить на аэродинамическое качество и разделить на вес самолета. Мы получим: ny=0,85K*P0/G. Так, при значениях P0/G, равных 0,5-0,7, мы получим значение , ny равное 4,5-6 и даже больше. Можно сделать специальный самолет со значением P0/G больше единицы, и тогда можно получить ny более 8. Однако такая перегрузка будет очень тяжела для летчика. Самолеты с ТРД имеют значение P0/G не менее 0,25, тогда при хорошем аэродинамическом качестве ny будет не менее 3. С поднятием на высоту ny будет уменьшаться примерно по закону Pishnoff-153.gif до границы стратосферы, а затем -- пропорционально изменению давления. ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ Для того чтобы познакомить читателя с летно-техническими характеристиками маневренных самолетов периода 1913-- 1938 гг., т. е. за двадцать пять лет их развития, мы приведем материалы, полученные путем поверочных расчетов с использованием современных методов. Мы выбрали самолеты, во-первых, характерные с точки зрения истории их развития, и, во-вторых, близкие к самолетам, применявшимся в русской и советской авиации. Возглавить эту группу должен самолет французской конструкции "Моран-Ж" (1913 г.), на котором много летал П. Н. Нестеров и на котором он таранил австрийский самолет. Летали на нем и многие другие русские летчики в период 1914-- 1917гг. Обучение на самолете "Моран" производилось и после Октябрьской революции, в период 1918-- 1922 гг., причем этот самолет использовался для обучения высшему пилотажу, пока на смену ему не пришел самолет У-1 ("Авро"). Самолет "Моран-Ж" был уже подробно описан в статье "На чем летал П. Н. Нестеров", и здесь мы не будем возвращаться к нему. Самолет "Ньюпор-17" Вторым самолетом, на котором необходимо остановиться, будет тоже самолет французской конструкции -- "Ньюпор-17", на котором летали, дрались с неприятелем, демонстрировали высший пилотаж, вероятно, все русские и советские летчики-истребители в период 1916-- 1922 гг. Полуторопланы "Ньюпор" (см. рис. 2, б и рис. 8) применялись в разных модификациях, но самолет "Ньюпор-17" был самым типичным из них, и большое количество таких самолетов было построено в России. На самолетах "Ньюпор-17" дрались советские летчики с самолетами интервентов, разыскивали войска белогвардейцев и интервентов, штурмовали их пулеметным огнем и даже производили бомбометание. Много недостатков имели самолеты "Ньюпор-17" -- они легко срывались в штопор, разрушались в полете, часто ломались при посадке, однако достоинствами их были большая "резвость" при маневрировании и хороший обзор для летчика. Pishnoff-154.gif Рис. 8. Самолет "Ньюпор-17" -- виды спереди и сверху На рис. 9 приведены поляра самолета "Ньюпор-17" и профиль его крыльев; как видно из рисунка, самолет имел тонкое крыло со значительной кривизной средней линии. Эффективное удлинение крыла около 5; по известной максимальной скорости и примерному значению коэффициента полезного действия винта была найдена эквивалентная вредная площадь F0=0,76 м, после чего оказалось возможным составить уравнение поляры: Cх=0,065 + 0,065Су2 В районе Сумах и на малых Су поляра "отваливает" от теоретической, как показано на рис. 9. Максимальное аэродинамическое качество получилось равным примерно 7,7. Затем по характеристике двигателя "Рон" (мощностью 110 л. с.) был подобран винт диаметром 2,45 м и шагом 2,75 м. Характеристики тяги и полезной мощности были определены обычными приемами, путем сопоставления коэффициентов мощности винта Pishnoff-155.gif с аналогичными коэффициентами для двигателя. На рис. 10 приведены характеристики потребной и располагаемой мощностей, для высот полета 0, 2, 4 и 6 км. При расчете потребной мощности на малой высоте и малой скорости была учтена вертикальная составляющая тяги, и это дало уменьшение минимальной скорости примерно на 12%. Pishnoff-156.gif Pishnoff-157.gif Рис. 9. Профиль крыла и поляра самолета "Ньюпор-17" По пересечениям потребных и располагаемых мощностей были определены максимальные скорости (рис. 11). По максимальным избыточным мощностям DN=Nр-- Nп были определены максимальные вертикальные скорости и подсчитано время подъема на разные высоты. Для расчета виражей был построен вспомогательный график (рис. 12) зависимости потребной Qгор и располагаемой Р тяги от кинетической высоты hк=V2/2g. Проведя на этом графике прямые из начала координат, получим режимы полета с максимальной перегрузкой; величина перегрузки равна отношению P/Qгop в точках пересечения луча с кривыми располагаемой и потребной тяги. Максимальная подъемная сила оказалась равной Ymах=1360 кГ; по приближенному расчету мы получили величину 1320 кГ. На рис. 13 даны характеристики маневренности самолета на малой высоте. Минимальный радиус виража оказался равным около 50 м и минимальное время совершения круга-- 10 сек. Был произведен также расчет виража для гипотетического случая, когда при больших Су поляра не "отваливает", а продолжает следовать закону Сх = 0,065(1+ Су2). Pishnoff-158.gif Рис 10 График располагаемых мощностей двигательной группы и мощностей, потребных для горизонтального полета самолета "Ньюпор-17" Полученные результаты показаны на рис. 12 и 13 пунктирной линией. Подобное продление поляры имело бы место при более широких крыльях. Как видно из рисунков, это дало бы незначительное увеличение перегрузки, но значительно уменьшило бы радиус и время виража (время виража снизилось бы до 8,1 сек, а радиус был бы равен 35 м). Следует указать, что если у самолета "Ньюпор" средняя ширина крыла (сумма ширины верхнего и нижнего крыльев) составляла около 1,9 м, то у английского самолета Сопвич "Кемел" она была равна 2,7 м. При взлете самолета "Ньюпор" среднее значение силы тяги составляло около 250 кГ, или 45% веса. Это довольно большая тяга, которая давала среднее ускорение, равное со 4 м/сек2; при отрыве на скорости, равной 20 м/сек, время разбега будет равно 5 сек и длина разбега -- 50 м. При скорости встречного ветра 5 м/сек длина разбега составляла всего 30 м. Pishnoff-159.gif Рис. 11 График скоростей и скороподъемности самолета "Ньюпор-17" Pishnoff-160.gif Рис. 12. График для расчета максимальной перегрузки самолета "Ньюпор-17" Взлет самолета "Ньюпор" был очень эффектным -- после очень короткого разбега самолет почти сразу переходил на набор высоты под углом 16о-17о. Некоторые летчики после отрыва начинали выполнять спиральный набор высоты. При крене в 45о и скорости около 100 км/час самолет мог выполнять спираль с радиусом около 70 м, совершая один виток за 17 сек и набирая около 80 м высоты. Спиральный взлет был очень опасен, так как в случае остановки двигателя на малой высоте летчик не успевал перевести самолет на планирование и он обычно переходил в штопор. Pishnoff-161.gif Рис. 13 Характеристики маневренности самолета "Ньюпор-17" на малой высоте Расчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход составлял около 12 кг/час при скорости 100 км/час и около 25 кг/час на мощности, близкой к максимальной. При запасе топлива, равном около 60 кг, время полета с маневрированием составляло около 2 час. Максимальную дальность самолет имел при скорости 125 км/час, при километровом расходе 0,12 кг/км; при этих условиях максимальная дальность могла составить около 500 км. Приведенные материалы могут дать известное представление о том, что представлял собой истребитель времен первой мировой войны. При неработающем двигателе винт обычно останавливался и величина вредной площади становилась равной около 1,2 м, а аэродинамическое качество К=6. При скорости 80-85 км/час скорость снижения была равна 4 м/сек; при спирали с креном в 45о и скорости 100 км/час радиус спирали был равен около 80 м, время витка -- 20 сек и снижение за один виток -- около 120 м. Самолет И-5 Самолет "И-5" (рис. 14) был разработан группой конструкторов под руководством Н. Н. Поликарпова и Д. П. Григоровича в 1930 г. Это был типичный биплан с двигателем воздушного охлаждения, имеющим звездообразное расположение цилиндров. Вначале на каждом цилиндре был индивидуальный обтекатель, а затем был применен общий кольцевой обтекатель. Pishnoff-162.gif Рис 14 Схема истребителя "И-5" Крылья самолета имели довольно толстый профиль с плоской нижней стороной. Казалось бы, ни по схеме, ни по мощности двигателя самолет не отличался от ранее построенных истребителей. Его достоинства определялись малым весом пустого самолета и большим значением перегрузки при маневре; хорошо были отработаны и его органы управления. На рис. 15 даны поляры и профиль крыла самолетов "И-5" и "И-153". На рис. 16 даны графики скоростей по высотам и вертикальных скоростей для самолета "И-5". Для расчета маневров самолета удобно применить такую последовательность. Для некоторой скорости V мы знаем максимальную силу тяги двигательной группы Р; при установившейся скорости полета или маневра эта тяга должна быть равна силе сопротивления; отсюда мы можем найти коэффициент сопротивления Сx=P/qS, а, пользуясь полярой или формулой для нее, по Сх, находим Су, и тогда величина подъемной силы будет: Pishnoff-166.gif Pishnoff-163.gif Pishnoff-164.gif Рис. 15. Профиль крыла и поляры самолетов истребителей "И-5" и "И-153" Pishnoff-165.gif Рис. 16. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-5" Pishnoff-171.gif Рис. 17. Характеристики тяги и максимальной подъемной силы самолета "И-5" для малой высоты Произведя такие расчеты для ряда скоростей, мы сможем построить график подъемной силы по скорости (рис. 17); затем определим коэффициент перегрузки nу для желаемого значения веса самолета и найдем радиус виража и время совершения круга: Pishnoff-167.gif Величины ny, r, t наносим на график (рис. 18). Подобный расчет можно проделать и для другой высоты, взяв соответственно силу тяги и значение скоростного напора для этой высоты. Самолет И-153 Как мы уже указывали, дальнейшим развитием самолета "И-5" явился самолет "И-15", который имел более мощный двигатель и несколько улучшенную аэродинамику. У самолета "И-153" кроме дальнейшего повышения мощности двигателя воздушного охлаждения была более существенно улучшена аэродинамика. Поэтому мы не будем приводить характеристики самолета "И-15", а прямо перейдем к самолету "И-153", у которого маневренные характеристики были наиболее высокими и который был последним из маневренных бипланов. Оба самолета, "И-15" и "И-153", были сконструированы под руководством Н. Н. Поликарпова. Схема самолета "И-153" приведена на рис. 19, его поляра была приведена на рис. 15; она отличается от поляры самолета "И-5" только меньшим значением Сх и тем, что аэродинамическое качество повысилось до значения К=11. Характеристика полезной мощности была построена для винта изменяемого шага при условии сохранения постоянного числа оборотов независимо от высоты и скорости полета. Pishnoff-172.gif Рис. 18. Характеристики маневренности самолета "И-5" на малой высоте Pishnoff-173.gif Рис. 19. Схема истребителя "И-153" Расчет горизонтальных и вертикальных скоростей производился по графику полезных и потребных мощностей. При расчете потребных мощностей Nпoтp=QV/75 подъемная сила самолета определялась с учетом вертикальной составляющей тяги, при использовании геометрического построения на поляре, предложенного Н. Е. Жуковским (рис. 20). На рис. 21 приведены горизонтальные скорости полета и время подъема на высоты. Как видно из графика, скороподъемность самолета очень высокая. Скорость отрыва при взлете равна около 35 м/сек при среднем значении силы тяги 850 кГ; среднее ускорение при разбеге jср=3,8 м/сек2, время разбега -- 9 сек и длина разбега около 160 м. Расчет характеристик маневренности на малой высоте производим таким же методом, как делали это для самолета "И-5" (рис. 22). На этом же графике нанесена характеристика перегрузки, допустимой по условию Cyдoп=0,85Сумах, nу доп = Cyдoп qS/G. Pishnoff-174.gif Рис. 20. Поляры самолета "И-153" без тяги и с тягой Pishnoff-175.gif Рис. 21. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-153" Pishnoff-176.gif Рис. 22. Характеристики маневренности самолета "И-153" на малой высоте Затем, как мы это уже делали ранее, находим радиус виража и время совершения полного круга; эти расчеты производились для полетного веса 1700 кГ. Как видно из графика, максимальная перегрузка доходит до 3,6 и минимальное время виража составляет около 11 сек, т. е. почти такое же, как и у самолета "И-5". У самолета "И-153", как это было и у самолета "И-15", верхнее крыло сделано по схеме "чайка", т. е. оно не проходит над фюзеляжем, как это было типично для бипланов, а выгибается и примыкает к фюзеляжу. Это сделано для улучшения обзора вперед, что очень важно для истребителя. Благодаря такой схеме образуется не только значительная боковая поверхность, но, сливаясь с фюзеляжем, эта поверхность придает крылу более высокое удлинение. Основные крылья, которые не дают боковой силы, экранируют боковые поверхности как шайбы и тоже увеличивают их удлинение. В результате расчета было получено, что аэродинамическое качество в боковом направлении, т. е. соотношение коэффициента боковой силы Cz и коэффициента сопротивления Cх имеет величину 3,5-- 4,0. Градиент боковой силы меньше градиента подъемной силы примерно в пять раз. Эффективный размах боковых поверхностей благодаря экранирующему действию крыльев получился равным около 3 м и тогда максимальное значение боковой силы оказывается равным около 2000 кГ, т. е. больше веса самолета. Благодаря этому самолет "И-153" был способен летать по горизонтали с креном 90о, т. е. на боку. Подобный своеобразный вид полета выполнялся практически. Самолет И-16 Как мы уже указывали, намерением конструктора Н. Н. Поликарпова было -- совместить в самолете "И-16" скоростные и маневренные качества. Это ему удалось в основном осуществить. Схема самолета приведена на р